疲劳寿命计性能研究

疲劳寿命计是电阻－疲劳响应记忆元件,外形结构如同普通箔式应变计。介绍所研制疲劳寿命计的原理、恒幅交变应变下的电阻变化特性曲线标定、平均应变及变幅载响应等性能的测试方法和结果。实验结果表明,它有很高的疲劳响应及重复性和稳定性。其原理可用于多种目的的疲劳测试和结构疲劳监测元件。     

用等效平均损伤模型计算剩余寿命方法的研究

分析了复杂载荷下材料的损伤累积过程和疲劳寿命计自身材料疲劳损伤与其不可逆电阻变化响应的联系。疲劳寿命计自身材料疲劳损伤演变、损伤累积过程以电阻变化速率和变化量显示了其全貌。假设其等效平均损伤等一般规律与金属材料的疲劳情况相类似,结合本文给出拟合精度很好的材料应力寿命曲线,得出随机载荷下剩余寿命计算的简便方法,具有较高可信度。初步实验验证很令人满意。     

疲劳开裂结构等效分析谱构造方法

为了解决外场疲劳裂纹排故中结构疲劳载荷谱数据不全或过于复杂的问题,提出了一种适用于飞机外场疲劳开裂结构的等效分析谱构造方法。该方法以细节疲劳额定值(DFR)法和结构细节有限元分析为基础,构建地—空—地最大应力与结构疲劳寿命的变化曲线,进而通过寿命反推,获取适用的地—空—地损伤比,以此构建等效分析谱,谱型为等幅谱。通过应用实例,将该方法构造的载荷谱与实测谱进行了对比,确认了该方法的正确性和有效性。     

飞机噪声环境对结构影响的研究

本文介绍测量飞机噪声环境,获得的结构噪声载荷分布与频谱的结果,并分析了影响其量值的因素与结构声振响应特性;归纳了结构噪声载荷谱及其编制方法;简述了进行结构声疲劳试验的方法与参数选择原则和实例;列举了分析与排除声疲劳故障的方法和效益     

基于多点随机激励的发动机管路振动疲劳寿命分析

针对航空发动机管路系统激振环境复杂、激振点多的现状和在此边界条件下单点随机振动方法无法准确分析与模拟的问题,提出了一种多点动力学振动分析方法,首先从理论上推导出多点激励的动力学振动方程,其次利用有限元模拟验证了结构多点振动的动强度响应特性,根据Dirlik模型预测了管路系统的随机振动疲劳寿命,对比分析了结构在多点振动激励与单点振动激励下响应动力学特性以及疲劳寿命的关系,针对载荷相关性问题探究管路应力响应与疲劳寿命的变化规律,最后针对于不同的约束条件,分析了弹性约束刚度值对于结构疲劳寿命的影响。对比分析发现：在多点激励下管路系统的的振动寿命仅为单点激励最低疲劳寿命的22.31%,管路应力响应与疲劳寿命随相位与相干系数变化而呈规律变化,随着约束刚度值的增加,结构的响应功率谱密度增加,结构共振区域对于功率谱密度放大作用减小,疲劳寿命降低,验证了多点动力学振动分析方法的有效性。     

基于多点随机激励的发动机管路振动疲劳寿命分析

针对航空发动机管路系统激振环境复杂、激振点多的现状和在此边界条件下单点随机振动方法无法准确分析与模拟的问题,提出了一种多点动力学振动分析方法,首先从理论上推导出多点激励的动力学振动方程,其次利用有限元模拟验证了结构多点振动的动强度响应特性,根据Dirlik模型预测了管路系统的随机振动疲劳寿命,对比分析了结构在多点振动激励与单点振动激励下响应动力学特性以及疲劳寿命的关系,针对载荷相关性问题探究管路应力响应与疲劳寿命的变化规律,最后针对于不同的约束条件,分析了弹性约束刚度值对于结构疲劳寿命的影响。对比分析发现:在多点激励下管路系统的的振动寿命仅为单点激励最低疲劳寿命的22.31%,管路应力响应与疲劳寿命随相位与相干系数变化而呈规律变化,随着约束刚度值的增加,结构的响应功率谱密度增加,结构共振区域对于功率谱密度放大作用减小,疲劳寿命降低,验证了多点动力学振动分析方法的有效性。     

加筋板在热声载荷作用下随机疲劳寿命估算

薄壁结构在热声载荷作用下的应力响应对其疲劳寿命估算有着很大的影响.给出了热声载荷作用下加筋板结构的大挠度运动方程,运用有限元方法进行数值模拟,分别计算了四边简支薄壁板与加筋板在相同有限带宽高斯白噪声载荷和变化温度下的应力响应,得到了应力时间历程、应力概率密度分布和应力功率谱密度,利用改进的雨流计数法,结合线性累计损伤理论,采用Smith-Watson-Topper（SWT）平均应力模型估算了两种结构在热声载荷作用下的疲劳寿命,并进行了比较分析.     

随机载荷谱下基于声发射的耳片接头疲劳裂纹识别方法

作为航空结构中传递集中载荷的关键部件,耳片接头的失效将会带来灾难性的后果,因此需要通过疲劳试验来验证其是否满足设计要求。声发射（AE）作为一种在线监测手段,能够及时捕捉接头裂纹萌生扩展进程,提升试验质量。然而,在随机载荷谱下,会产生大量极其复杂且毫无规律的声发射信号,致使传统的基于特征提取及参数滤波的声发射数据分析方法难以发挥作用,无法有效识别接头裂纹的萌生。因此,本文提出了一种随机载荷谱下疲劳裂纹的声发射识别方法,该方法利用随机载荷谱的分布特点,通过分析不同载荷谱块下相同循环时段所对应的声发射信号表象差异来发现、锁定异常,并结合定位分析与干扰排除分析,确定裂纹的发生时间及位置。通过疲劳试验,该方法的有效性得到了证实,因而可为随机载荷谱下的相关航空结构试验提供参考。     

基于当量应力损伤的飞机结构耐久性分析方法研究

针对飞机结构实际使用的载荷历程偏离耐久性评定试验载荷谱情况下的耐久性分析需求,建立了疲劳关键部位耐久性损伤程度的当量应力损伤计算方法,通过构建不同载荷谱下的结构耐久性损伤关系,得到了结构疲劳关键部位在不同载荷谱下的等效应力;结合耐久性分析的概率断裂力学方法,建立了一种基于当量应力损伤的耐久性分析方法.该方法已成功应用于...     

基于多传感器的裂纹扩展监测研究

疲劳裂纹扩展是结构健康监测的主要问题之一，为了保证金属结构的可靠和安全运行，实时监测结构的疲劳裂纹扩展过程十分必要。针对结构裂纹扩展的问题，采用压电传感器（PZT）和电阻应变片两种传感器，提出结合能够连续监测结构损伤的被动监测方法以及对微小损伤敏感的主动监测方法对裂纹扩展进行综合监测，以提高裂纹扩展的监测水平。采用随机森林算法对裂纹长度进行识别，并使用D-S证据理论对两种传感器的识别结果进行数据融合，得到比单一传感器更准确、可靠的裂纹扩展识别结果。进行了基于应变和主动Lamb波的裂纹扩展监测实验研究，验证了该方法对提高裂纹扩展监测识别准确率的有效性和实用性。     

建立在DFR概念基础上的一种新的民机薄壁结构耐久性分析方法

提出了一种建立在DFR概念基础上的新的民机薄壁结构耐久性分析方法，并通过开孔试件常幅载荷和谱载荷下的疲劳试验证明了该方法是简单和可行的。     

基于碳纳米纸传感器的复合材料结构低速冲击损伤监测

针对复合材料对冲击载荷比较敏感、内部损伤不易发现的问题,提出一种利用碳纳米纸薄膜作应变传感器的复合材料结构件低速冲击损伤监测方法。在拉伸条件下,对圆形和矩形碳纳米纸薄膜进行不同方向的传感系数测试,发现圆形碳纳米纸传感器具有较高且稳定的传感系数155.63,可以作为全向传感器监测冲击损伤。复合材料结构的冲击损伤由传感器的电阻变化率和超声C扫描结果同步表征。研究结果表明,传感器的电阻随着冲击能量的增加而增加,基于全向碳纳米纸传感器的结构健康监测不仅可以灵敏感知低速冲击损伤,为损伤程度评估提供客观数据,而且通过分析不同方向BP传感器的电阻变化可以判断损伤位置。进一步与传统C扫描结果相比较表明,全向碳纳米纸传感器可以有效预判低速冲击损伤,用于航空航天复合材料结构件的实时在线健康监测。     

结构和载荷谱分散性分离的疲劳寿命可靠性

机群疲劳寿命的分散包含了结构和载荷谱的分散性,为进行安全寿命的精细分析,将结构和载荷谱的分散性进行了分离。假定指定载荷谱下的疲劳寿命和指定结构下载荷谱分散均用对数正态分布描述,按条件概率模型推导得到了将载荷谱和结构分散性综合后的机群结构疲劳寿命的精确分布,其数学期望与指定结构下考虑载荷谱分散的数学期望相同,方差为载荷谱和结构分散的方差和。从而可以采用反映载荷严重使用情况的载荷谱和仅考虑结构分散性的小分散系数确定结构的安全寿命,并讨论了给定的可靠度指标下,严重谱的严重程度要求以及给定的严重谱下的结构寿命可靠度。     

疲劳载荷谱B氏等效与试验验证

疲劳试验是确定结构疲劳特性的最有效手段。为缩短疲劳试验时间,通常采用低载截除方法。相对于低载截除,载荷折算能进一步缩短试验时间,减小成本。为了能够合理地对载荷谱进行简化浓缩,本文选取了Bhattacharyya距离(简称B距离)作为衡量原谱与等效谱寿命相似程度的参量,综合考虑了寿命均值与分散性,得到浓缩后疲劳载荷等效谱。基本方法是在给定折算水平下,得到相应B距离最小的等效谱,并进行了缺口试验件的试验验证。结果表明,该方法合理有效,可大幅缩短试验时间。     

碳／碳复合材料薄壁结构在热声载荷作用下的动态响应

高速飞行器中大量使用复合材料薄壁结构,高温和强噪声联合作用的工作环境使复合材料薄壁结构表现出强非线性振动响应特性和复杂的运动形式。以四边固支碳／碳（C／C）复合材料薄壁结构为研究对象,采用有限元法计算了其在不同温度和声压级（SPL）组合下的振动响应。得到了典型的振动响应运动形式,包括屈曲前的随机振动、屈曲后的跳变运动和围绕一个平衡位置的随机振动。结合振动响应的概率密度、功率谱密度,随着温度和声压级的变化,对振动响应的非线性特性进行了分析。结果表明,热载荷和声载荷对响应非线性特性的影响方式不同,强噪声载荷引起的问歇跳变降低了结构的刚度。     

压差载荷对蜂窝夹层结构分层扩展影响研究

复合材料蜂窝夹层结构随飞机起飞-巡航-降落过程中,反复经受内外压差载荷。为研究地空地压差载荷对复合材料蜂窝夹层结构中蒙皮和蜂窝之间胶接面分层扩展行为的影响,设计了可叠加压差疲劳载荷谱和压缩疲劳载荷谱的试验装置,对含预埋分层的复合材料蜂窝夹层平板开展了重复载荷试验研究,一组试验施加压缩疲劳载荷谱,另一组试验施加压缩疲劳载荷谱叠加地空地压差载荷谱。破坏试验件的剖切检查表明预埋分层沿垂直于压缩载荷方向在胶接层内扩展。在约80%极限载荷水平的压缩疲劳载荷谱下,分层初始经历一段缓慢扩展,达到一定程度后开始加速扩展直至破坏。叠加的压差载荷谱使分层扩展速率显著加快。基于试验构型的有限元仿真分析表明压差载荷作用下蒙皮与蜂窝之间的面外剥离应力是导致损伤扩展加快的主要原因。     

随机振动载荷作用下的结构疲劳寿命估算

介绍了随机过程功率谱密度(PSD)函数的特性,讨论了在各种不同随机振动载荷下应用有限元分析(FEA)获得的应力响应功率谱密度(PSD)函数寿命预测的公式,并设计出具有实际应用价值的、可用于飞机研制工作的结构疲劳寿命估算计算机程序(FORTRAN程序)。为说明寿命预测的实际过程,文中最后对某型号飞机减速板进行了结构疲劳寿命的估算。     

热声载荷作用下薄壁结构的非线性响应特性

 高速飞行器面临着严酷的高温强噪声环境。温度载荷不仅使结构产生热应力,还会改变材料的物性参数,这使得薄壁结构在宽频噪声激励下具有复杂的运动形式,表现出强非线性特性,严重影响了结构的疲劳寿命。针对热声载荷对结构非线性特性的影响,建立了热声载荷下的非线性大挠度偏微分控制方程,对偏微分方程使用Galerkin法得到了模态坐标下的常微分方程组。计算了四边简支矩形钛合金板在不同温度和声压级(SPL)组合下的动态响应,得到了典型的热声响应运动形式,包括屈曲前的线性随机振动、屈曲后的跳变运动和围绕一个平衡位置的随机振动。通过分析方程中的恢复力项和响应的功率谱密度(PSD)随着温度和SPL的变化规律,对热声响应的非线性特性进行了研究。研究结果表明,热载荷和声载荷对响应非线性特性的影响方式不同:热载荷改变结构刚度特性曲线的形状,以临界屈曲状态的刚度为参照,屈曲前降低结构刚度,屈曲后增加结构刚度;噪声载荷使得结构工作在刚度曲线的不同区域,以不受载荷时的结构刚度为对照,强噪声载荷引起的持续跳变使得结构工作在硬化区域,间歇跳变时结构工作在软化区域。     

热声载荷下薄壁板行波管疲劳分析与试验研究

高速飞行器薄壁结构在高速气流冲击下,产生的热载荷、声载荷、随机振动载荷会使结构产生非线性大绕度动力学响应和高周疲劳破坏。对3组一端固支GH188薄壁板开展行波管热声疲劳试验,研究了温度和声压级对薄壁板的响应及寿命的影响,得到在热声载荷下薄壁结构的频率和动应力响应以及可能产生破坏的危险位置和疲劳寿命。根据耦合的有限元/边界元法对薄壁结构的非线性响应进行数值仿真,采用改进的雨流计数法和Morrow平均应力模型预估结构的疲劳寿命,与试验结果对比:频率响应误差在1%以内,基频应力响应误差在1%～3%,寿命值在3倍左右,验证了热声疲劳寿命预估模型的有效性。随后分析了薄壁结构的热振特性,分析发现:在声载荷和随机振动载荷下,结果基频响应起主导作用,且变化趋势相似,当基频动应力水平相同且主要研究基频附近疲劳寿命时,可用热振试验代替热声试验;当频率较宽时,热振疲劳寿命明显低于热声疲劳寿命。     

用图论方法分析马尔可夫频次阵特性

 简述了飞机机动疲劳载荷谱的各种常用表征方法及其优点与不足, 重点论述疲劳载荷状态转移的马尔可夫频次矩阵法。结合示例说明马尔可夫频次阵的构造形成与计算机编程填充方法。利用图论研究方法说明马尔可夫阵是一幅欧拉图的邻接矩阵, 阐述了其重要特性, 给出了据此构造疲劳载荷历程的要求与做法,并给出了数据处理实例。通过讨论马尔可夫阵与其他疲劳载荷表征方法间的关系, 表明马尔可夫矩阵含有更多信息, 是较适合完整描述疲劳载荷谱的表征方法之一。